摘要：文章从档案记忆观视角探讨了档案及档案部门在航天记忆建构中的角色定位,分析了档案部门参与航天记忆建构的有利条件与面临的问题,并加强从顶层设计、推动数字记忆应用、强化记忆累积三个维度提出档案部门参与航天记忆建构的推进策略。

摘要：旋转爆轰发动机是一种可自增压、持续提供推力的新概念发动机,在航空航天领域具有远大的应用前景。喷注结构是旋转爆轰发动机设计的基础,为研究不同喷注方案下发动机内流场的演化过程,本文选取模型为双侧喷注的环形燃烧室,通过求解三维雷诺时均N-S方程,针对喷孔直径与旋流喷注角度变化开展了一系列冷流场研究。结果表明:增大喷孔直径将有利于提高燃料射流动量,增加燃料径向穿透深度,促进推进剂组分的扩散与混合;增大旋流喷注角度将使得燃料射流动量下降,气流沿径向发生显著偏折,降低混合效率。低喷注动量的燃料射流难以与氧化剂主流充分掺混,受气流冲击影响严重,表现出沿燃烧室内外壁面分布的特性,在流场中心形成带状的低浓度区,最终导致混合不充分现象。

摘要：大面积比喷管在空间发动机中广泛应用,其性能提高非常重要,现有的喷管设计方法仍有提升空间。提出一种将改进的RAO型面设计、数值模拟,以及优化技术相结合的喷管型面优化方法。首先根据控制变量法分析了喷管扩张段结构等参数各自对推进性能的影响,得出扩张角、扩张段长度的增加有助于提高喷管推力的结论,而下游圆弧半径的增大会使推力下降;然后使用响应面法建立了结构参数与推力之间的代理模型,并采用该方法分析得出各参数之间的交互影响规律;最后依据影响规律对喷管分别进行了推力优化与长度优化设计。结果表明:在不增加喷管长度的条件下,使490 N空间发动机喷管推力提高1.71 N,比冲提高1.1 s,扩张段质量减轻约5.1%;在保持比冲不变的前提下,使喷管扩张段长度减少12.10%,面积比下降至188.46,质量减轻约23.8%。

摘要：空心阴极的放电模式主要有点状和羽状两种,为研究两种模式的转变机理,采用PIC/PCD(单元粒子/等离子体化学动力学)混合算法对阴极内部等离子体流场进行计算,以辐射传递系数处理阴极内部的热辐射计算,并且在通过流场与热场的多次迭代计算后达到收敛。为验证数值模型的计算精度,考察阴极表面5个测点的计算结果与试验数据对比,计算误差在5%以下,并且以羽流光色计算图与试验照片作对比,定性验证模型对放电模式的模拟精度。在此基础上,对不同气体流量下、不同阴极顶孔径的阴极内部各类等离子体参数分布进行计算,通过分析阳极电压、羽流形态变化的内在原因,获得点-羽放电模式的转变机理,可为阴极优化提供理论支撑。

摘要：本文基于空间核电源开展大功率电推进系统方案设计。大功率霍尔电推进具有结构简单、推功比高、可靠性高等综合优势,成为核电推进首选技术。以大型火星探测任务为背景,开展1 MW霍尔电推进系统设计。电推进系统采用5台200 kW电推力器组成推力器簇的方案,系统干重约2.7 t,用于完成从低地球轨道(LEO)到火星轨道的轨道转移任务,预估推进剂消耗量3.89 t,远低于化学推进推进剂消耗量。

摘要：为改善硝酸羟胺(HAN)基发动机催化剂在长时间工作的工况下容易发生破碎而产生空穴的现象,本文提出一种新型弹簧床结构发动机设计方法,对发动机催化床进行改进优化设计。该设计可实现,常温环境下弹簧所提供的最大弹力不足以压碎催化剂;同时在高温环境下,弹簧的最小弹力足以克服催化床受到的流动阻力,可大幅提高发动机工作寿命、性能和可靠性。为验证该设计方法的有效性,分别开展了传统结构和新型弹簧床结构的HAN基1N发动机温启动试验。试验结果表明:在相同试验条件下,传统结构1N发动机温启动次数不超过150次,而使用新型弹簧床结构的1N发动机温启动次数超过了500次,且工作性能更优。试验结果证明了该设计方法的有效性,为HAN基发动机长寿命可靠工作奠定了良好的技术基础。

摘要：为验证核心舱俯仰机组热控设计能满足空间站任务期间任何工况对机组温度的要求,运用I-DEAS/TMG软件,通过仿真分析确定了核心舱俯仰机组所需的加热功率及被动热控措施,预示了极端高温工况下的最高温度。在轨飞行情况表明:(1)俯仰机组飞行温度验证了理论计算的正确性,二者之间的偏差约3.2%,为后续在轨任务的圆满完成提供了保障。(2)喷管受太阳照射面积越大,头部及电磁阀温度越高。在太阳角为60°时,喷管受照面积最大。(3)低温工况下,有推进剂流道的机组头部和电磁阀温度高于8℃,满足高于0℃的指标要求。(4)惯性飞行姿态对俯仰机组而言,属于高温工况。跟以往飞船系列俯仰机组的被动热控设计不同,核心舱俯仰机组被动热控设计保证了电磁阀温度低于40℃,为电磁阀在合适的温度范围内可靠工作提供了保障。

摘要：太阳翼电池串的静电放电作用会产生电池串之间的导通电流以及表面热流,对太阳翼的可靠性带来较大影响。为研究上述问题,本文提出一种等离子体空间电阻数值模型,以求解电池串导电表面之间的空间电阻。基于验证试验,该数值模型的误差为3.19%~7.82%,可基本满足研究需要。在此基础上,针对各类等离子体环境、不同放电电压以及不同间隙下的电池串之间的导通电流和表面热流密度进行数值计算,获得了导通电流和表面热流密度的变化规律,并总结出电池片之间安全距离的建议设计值。

摘要：本文从阳极层霍尔推力器的技术特点出发,分析了单级和双级阳极层霍尔推力器在结构和性能上的差异;梳理国内外阳极层霍尔推力器的研究现状,结合未来大载荷空间任务的动力需求指出阳极层霍尔推力器未来的发展趋势;最后,提出了阳极层霍尔推力器在研制中的主要技术问题,主要包括电离与加速独立控制、放电模式与模式跳变、推力器工作模式的多样化、高电压强磁场设计、小间隙高压绝缘问题、高电压热设计以及放电室溅射削蚀等,分析了技术难点并给出解决思路。

摘要：微阴极电弧推力器具有体积小、重量轻、功耗低、比冲高等优点,是微纳卫星空间推进的理想选择。为了研究其关键特性以及基本性能,设计了一套环形微阴极电弧推力器样机,包括推力器本体和功率处理单元。高速摄影对推力器点火的观测验证了磁场存在时阴极斑点的旋转,并获得了阴极斑点旋转速度与磁场强度的关系。通过飞行时间法、打靶法分别对离子速度、元冲量进行了测量,测量结果表明:推力器出口离子的轴向平均速度在15~30km/s,没有磁场时,元冲量为0.132μN·s,磁场强度为0.0457T时,达到0.262μN·s,推力器平均推力大小在μN量级。通过研究得到:微阴极电弧推力器烧蚀均匀,性能易于调节,适用于微纳卫星。